过渡领域三维绕流直接统计模拟位置元法的一种新方案

本文发展了ＤＳＭＣ方法计算三维绕流位置元方法的新方案，其总体方案和实施细节都是在分析和探索的基础上由我们自己提出的，特别还解决了除气动力、矩总体量以外的气动加热和压力分布等局部分布量的计算所提出的新问题。对于表面位置元的标识、分子的进入及与表面碰撞的判断、网格初始划分与调整、分布量计算对模拟过程及信息存贮所提的特殊要求等进行了分析和讨论，并通过与准确结果的比较证明了采用的方案和技术的有效性。     

阿波罗指令舱稀薄气体动力学特征的蒙特卡罗数值模拟

本文对阿波罗指令舱稀薄气体动力学特征进行了蒙特卡罗直接模拟（ＤＳＭＣ）。采用中点数值逼近法确定模拟分子与物面碰撞点，利用网格编号将三维计算问题一维化，把流场入口处的分子补充与分子排序有效结合，利用分子横穿流场次数确定流场稳定前的时间步长计算次数。简化了计算过程，大大节约了计算机时和内存。给出了指令舱从自由分子流到过渡区不同Ｋｎｕｄｓｅｎ数、各攻角下的气动特征。模拟结果与有关理论、实验数据相比，证实     

固体火箭发动机燃烧室三维流场数值模拟

利用ＳＩＭＰＬＥ方法数值求解层流Ｎ－Ｓ方程，模拟了具有移动边界的固体火箭发动机燃烧室内的三维流场。网格划分采用交错网格技术，流场计算时不进行网格划分，而是直接读取网格点的值，将网格划分与流场计算分开，解决了现有计算机内存不够的问题，计算获得了满意结果。     

合并式电离—复合反应的DSMC模拟

采用ＤＳＭＣ方法研究分子碰撞反应机理,在分析水平上模拟绝热封闭体系事并式电离－复合反应的驰豫过程。     

采用先进的CAD／CAM／CAE技术缩短生产周期

采用先进的ＣＡＤ／ＣＡＭ／ＣＡＥ技术缩短生产周期ＭａｔｒａＤａｔａｖｉｓｉｏｎ公司为模具、电焊条和工具制造者开发了Ｓｕｒｆｍａｓｔｅｒ软件，通过提供复杂的、无缝结构的３Ｄ表面模型，采用多轴数控机床进行制造．Ｓｕｒｆｍａｓｔｅｒ软件具有整套的ＣＡＭ功能...     

姿控发动机高空羽流撞击效应的DSMC方法研究

分析了姿控发动机高空羽流撞击效应的特点,应用ＤＳＭＣ方法数值求解了由于高空羽流撞击流场中的表面而产生的力及热效应,并与工程估算方法进行了比较。结果表明：ＤＳＭＣ方法能够精确描述羽流撞击表面所产生的力及热效应,工程估算方法的应用则具有较大的局限性。     

航天飞行中的稀薄气体动力学

飞船、宇航探测器、航天飞机等复杂外形航天器给气体动力学，包括稀薄气体动力学提出了新的要求。本文简要介绍了为计算过渡领域中气动力与热而发展的基于位置元概念的ＤＳＭＣ方法的通用算法。该方法解决了计算物面通量量的技术难点并已用于模拟圆球、飞船、类航天飞机的绕流。正在进行的航天实践，如麦哲伦飞船对金星的探测、行星大气中的气动制动、伽利略飞船的木星之行、尾屏蔽在太空中获得高真空的实验等等提出了新的气动力问题     

二维热化学非平衡流动的非结构网格DSMC方法及其应用

研究了二维热化学非平衡流动非结构网格DSMC方法实现的过程。提出了一种新型的高效搜索算法,该算法不仅可以跟踪模拟分子在网格之间的迁移,而且在搜索过程中可以准确判别分子与物面是否相互作用,避免了原有算法中分子表面反射非确定论判据。为加快流场的时间发展历程,设计了适合DSMC方法的动态局部时间步长技术,使其可以应用到定常和非定常流场的计算。利用Fortran90的动态分配内存技术编制了计算程序。最后对过渡流域高超声速圆柱绕流进行了数值试验,计算结果初步验证了该算法的可行性。     

基于S—CDMA技术Cable Modem的应用

在进行 Ｉｎｔｅｒｎｅｔ 接入方式对比的基础上，介绍了 Ｈ Ｆ Ｃ 结构 Ｃ Ａ Ｔ Ｖ 网对高速数据传输的适应性，并结合 Ｈ Ｆ Ｃ 网和 Ｓ－ Ｃ Ｄ Ｍ Ａ 技术的特点，提出了基于 Ｓ－ Ｃ Ｄ Ｍ Ａ 技术 Ｃａｂｌｅ Ｍｏｄｅｍ 应用的可行性。     

面向航空企业的计算机网络综合信息系统

计算机网络综合信息系统（ＣＩＩＮＳ）是一种既能提高航空产品性能又能大幅度降低生产成本的现代制造技术和组织现代化工业生产的模式,ＣＩＩＮＳ把企业内相互分离的技术（ＣＡＤ、ＣＡＰＰ、ＣＡＥ、ＣＡＭ、ＦＭＳ、ＰＤＭ或ＭＲＰⅡ）和企业的人员通过计算机有机地结...     

喷雾仿真中的网格依赖性

基于离散油滴模型,比较了原始喷雾模型与修正喷雾模型的网格依赖性.计算结果表明:原始喷雾模型由于采用O'Rourke碰撞模型以及最近节点法耦合算法,使得预测结果出现明显的网格依赖性.相反,修正喷雾模型采用独立的拉格朗日碰撞单元降低碰撞过程的网格依赖性,联合使用拉格朗日插值算法以及气相射流模型降低气液耦合过程对于网格的依赖性.因此修正喷雾模型能获得较好的低网格依赖性从而保证粗大网格下的计算精度.      

低速两段翼型的数值模拟

在多段翼型风洞实验中,很难观察翼型不同迎角下主翼、襟翼上的绕流及缝道流动。使用了O-H型混合的结构化网格,采用k-ε二方程湍流模型求解可压的N—S方程来模拟二元风洞中两段翼型的流场。计算结果与实验进行了比较,结果表明：计算与实验结果吻合良好,说明本方法可以较好地模拟两段翼型的绕流,并能很好地显示流场的变化情况。另外,从结果中可以看出：随着迎角的变化,主翼尾流和缝道间的流动对襟翼附面层分离有很大的影响作用。     

基于非结构重叠网格的二维N—S方程求解与应用研究

本文发展了非结构重叠网格技术.通过构造任意单元类型网格重叠的网格间边界确定算法、宿主单元搜索算法以及网格间插值算法,把非结构重叠网格推广应用于求解NS方程,并结合湍流模型模拟二维湍流流场.N-S方程的求解采用有限体积法,通量计算采用Osher格式,湍流模型采用SA模型.为验证本文方法的正确性和有效性,模拟了RAE2822翼型和某三段翼型绕流湍流流场,结果表明采用非结构重叠网格模拟复杂外形湍流流场不但网格生成效率高,而且容易推广应用于具有相对运动的非定常问题,具有较高的工程应用价值.     

二维Euler方程的自适应非结构网格生成方法

发展了一种用于数值模拟二维Euler方程的自适应非结构网格的生成方法。这一方法根据背景网格提供的信息直接确定内部结点的位置，然后依照Delaunay准则，将新结点加入到已有网格划分中。用于平观流及管道流的实际计算中，结果表明，该方法不受流场形状及流动特征的限制，具有较好的通用性。     

轴流式轮盘破裂转速的数值计算方法

对3种轴流式轮盘在常温和高温下进行了非线性有限元计算,提出了一种应用有限元法计算轮盘破裂转速的破裂准则,得出了3种轮盘的破裂转速;并将计算结果与大变形解析法及试验值作了对比分析。      

航空发动机尾喷管固体颗粒流动特性研究

为了通过发动机尾喷管内固体颗粒的荷电水平来判断发动机的故障程度,对发动机尾喷管内固体颗粒的流动特性进行研究。选取某型发动机尾喷管为研究对象,利用ICEM软件进行建模与网格划分,通过Fluent模拟仿真分析颗粒直径和初始速度对颗粒分布的影响,探讨固相颗粒产生绳流、均匀弥散流、环流及层流等流型的条件。研究表明:局部注入的颗粒分布为绳流;对于面均匀注入方式,随着固体颗粒直径增大,其分布由均匀弥散流逐渐变为环流;随着颗粒直径和速度的增加,颗粒与尾喷管壁面碰撞加剧,部分区域出现层流;当颗粒直径和速度达到一定程度时,颗粒的分布规律保持稳定。     

非结构网格上新型的NND有限元格式

张涵信发展的ＮＮＤ差分格式是由中心差分格式,二阶迎风格式和一阶迎风格式混合组成的杂交型格式。众所周知,和中心差分格式相对应的是Ｇａｌｅｒｋｉｎ有限元格式。通过对中心型有限元格式加修正项的方法本文成功地构造出二阶迎风型有限元格式和一阶迎风型有限元格式。     

基于变域变分有限元的翼型反设计

反问题作为一种自由(未知)边界问题近年来得到了广泛的研究。变域变分通过把自由边界结合在变分泛函中，使其与求解流场的控制方程结合起来，从而自由边界求解和流场分析可以完全耦合进行。本文采用变域变分和可变形有限元来设计可压缩和不可压缩翼型，计算显示即使在初始翼型的一侧为三角形时仍能得到满意的结果。文中还采用了两种计算网格(H型和O型)来设计翼型，比较了它们的精度，计算表明本方法完全能用于翼型的反设计。     

解跨音速升力翼型的有限元法

 在应用解全速位方程的最小压强积分有限元法求解绕升力翼型的跨音速流动时,将不可压流中求解绕升力翼型的耦合单位环量流动和无环量流动的解法推广到可压流中。为了确定环量,本文所用Kutta条件是:在后缘处,气流流向平行于后缘角二等分线。因有限元法对网格无正交性要求,因而可在椭圆变换前后进行剪切和延伸变换。这种网格生成法易于构成适用于复杂形状的有限元网格。通过计算并将其结果与文献中的数据比较,表明这种方法应用方便且有较快的计算速度和较高的计算精度。